一種應(yīng)用于容錯飛行控制系統(tǒng)的魯棒控制分配方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種應(yīng)用于容錯飛行控制系統(tǒng)的魯棒控制分配方法，屬于航天航空容錯飛行控制【技術(shù)領(lǐng)域】，包括將飛行器模型進行線性化，生成控制效率矩陣，確定每個舵面對飛行器三軸姿態(tài)控制影響的效率系數(shù)；建立故障模型，將故障參數(shù)估計問題轉(zhuǎn)化為線性回歸問題，從而使用最小二乘線性回歸方法估計故障參數(shù)；使用故障投影的方法計算每個舵面對應(yīng)的故障參數(shù)估計結(jié)果的不確定性，并進行加權(quán)平滑；考慮舵面對應(yīng)的故障參數(shù)的不確定性的差別，求解使最差條件下的控制分配誤差最小的優(yōu)化問題，進行魯棒控制分配，將該優(yōu)化問題等價轉(zhuǎn)化為一個凸優(yōu)化問題，并使用原始對偶內(nèi)點法進行求解得到魯棒控制分配結(jié)果。本發(fā)明提高了控制分配結(jié)果的魯棒性。
【專利說明】-種應(yīng)用于容錯飛行控制系統(tǒng)的魯棒控制分配方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于航天航空容錯飛行控制【技術(shù)領(lǐng)域】，特別涉及應(yīng)用于容錯飛行控制系統(tǒng) 的魯棒控制分配方法。

【背景技術(shù)】
[0002] 近年來，隨著對飛行器安全性和控制性能要求的不斷提高，容錯飛行控制技術(shù)越 來越受到重視。飛行器依靠飛行控制系統(tǒng)實現(xiàn)穩(wěn)定飛行，傳統(tǒng)的飛行控制系統(tǒng)只在飛行器 完好的條件下可以正常工作，當(dāng)控制飛行器運動的舵面發(fā)生故障時則無法工作。容錯飛行 控制系統(tǒng)在一定程度上可以解決上述問題，使飛行器在舵面發(fā)生故障時仍可穩(wěn)定飛行。較 早的容錯飛行控制系統(tǒng)使用故障隔離的方式，將發(fā)生故障的舵面進行隔離而不再使用，但 如果這些故障的舵面還有剩余的控制效率，則這部分控制效率會被浪費。隨后發(fā)展起來的 主動容錯飛行控制技術(shù)改善了上述問題，通過引入故障診斷模塊，對故障參數(shù)進行估計，從 而有針對性的修改控制器。
[0003] 與此同時，越來越多的飛行器出于可靠性和控制效能的考慮，都采用了多舵面余 度配置，隨之發(fā)展起來的控制分配技術(shù)也得到了廣泛應(yīng)用。對于多舵面飛行器，由于控制輸 入變量較多，控制器和控制參數(shù)調(diào)節(jié)變得非常復(fù)雜。通過引入控制分配器，使飛行控制器只 需要針對三軸力矩控制進行設(shè)計，大大簡化了控制器設(shè)計的復(fù)雜度。這種分級模塊化的設(shè) 計結(jié)構(gòu)，與主動容錯飛行控制設(shè)計結(jié)構(gòu)相契合，因此，控制分配開始在主動容錯飛行控制中 得到應(yīng)用。當(dāng)飛行器的舵面發(fā)生故障時，可以不改變控制器，而只需調(diào)整控制分配器以實現(xiàn) 容錯飛行控制。
[0004] 包含控制分配器的主動容錯飛行控制系統(tǒng)的一般結(jié)構(gòu)如圖1所示。主動容錯飛 行控制系統(tǒng)一般包括控制器模塊、控制分配器模塊、故障診斷模塊、飛行器運動傳感器和舵 面。飛行器運動傳感器主要用于測量飛行器的運動狀態(tài)，反饋給其它模塊。舵面是飛行器 的執(zhí)行機構(gòu)，通過改變舵面的偏轉(zhuǎn)角度產(chǎn)生控制力矩調(diào)整飛行器的姿態(tài)，進而改變飛行器 運動狀態(tài)?？刂破鞲鶕?jù)控制指令計算得到期望的飛行器三軸控制力矩，控制分配器根據(jù)該 期望力矩計算各個舵面的偏轉(zhuǎn)角度，生成舵面控制指令。舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生控制力矩改變飛行 器動力學(xué)運動學(xué)狀態(tài)，傳感器測量出狀態(tài)改變量后反饋回控制器形成控制閉環(huán)。故障診斷 模塊用于估計故障參數(shù)，當(dāng)診斷出發(fā)生故障時，利用故障參數(shù)估計結(jié)果對控制分配器進行 調(diào)整，以實現(xiàn)容錯飛行控制。
[0005] 在主動容錯飛行控制系統(tǒng)中，傳統(tǒng)的控制分配器在每個控制周期的控制分配工作 流程如圖2所示，控制分配的輸入是控制器計算得到的期望的三軸控制力矩，輸出為舵面 的偏轉(zhuǎn)角度，控制分配過程主要包括3個步驟，1)控制效率矩陣生成，2)故障診斷估計故障 參數(shù)，3)控制分配解算。其中 ：
[0006] 步驟1)控制分配器在進行控制分配前對飛行器模型進行線性化，生成控制效率 矩陣；具體包括：飛行器動力學(xué)方程如式（1)所示：
[0007] X = f(/J +8(h) ⑴
[0008] 其中，X eRn為飛行器的系統(tǒng)狀態(tài)變量；f和g表示系統(tǒng)函數(shù)；U= [ι^，％，·.·，!!」 τ為控制變量，Ui表示第i個舵面的偏轉(zhuǎn)角度；對飛行器動力學(xué)方程進行線性化，如式（2)所 /Jn 0

【權(quán)利要求】
1. 一種應(yīng)用于容錯飛行控制系統(tǒng)的魯棒控制分配方法，其特征在于，該方法包括以下 步驟： 1) 控制效率矩陣生成：對飛行器模型進行線性化，得到控制效率矩陣B，并引入以矩陣 形式的故障參數(shù)Λ，用以衡量舵面缺失故障對控制效率的損失； 2) 建立故障模型，進行故障診斷，估計故障參數(shù)：針對舵面缺失故障，建立故障模型， 將故障參數(shù)Λ轉(zhuǎn)化為線性回歸的形式，并使用最小二乘線性回歸方法，計算得到故障參數(shù) 估計結(jié)果 3) 使用故障投影的方法計算每個舵面對應(yīng)的故障參數(shù)估計結(jié)果的不確定性△Λ，并 進行加權(quán)平滑：由線性回歸模型計算得到力矩偏差= >，- ，該力矩偏差表示根據(jù)飛 行器運動傳感器測量計算的控制力矩y與根據(jù)控制效率矩陣計算得到的力矩的差值；將燦表示為^=[131，132，...，13"1]，其中，13 1，132，...，13111均為列向量；如果八3^〇且八7 和h的向量夾角小于一個閾值，該閾值取值范圍5°?20°，則對Ay向h按式（10)進行 投影： (10) 對式（10)投影得到的結(jié)果進行加權(quán)平滑，得到故障參數(shù)估計結(jié)果的不確定性Δλ」，如式（11)所示： + \)=ννΔΛ/Ο+?Ι-νν)Δ^(〇 (11) 其中，w為加權(quán)系數(shù)，取值范圍0.8?0.99 ;t表示第t個控制周期；△ 的初值 為0,即Λλ^Ο) =〇;不確定性Λλ^表示故障參數(shù)\的真實值屬于一個區(qū)間內(nèi)，即 /I- E [/Lf - AAj , Xj+ Δ/Ι^.]； 4) 根據(jù)舵面對應(yīng)的故障參數(shù)的不確定性，求解使最差條件下的控制分配誤差最小的優(yōu) 化問題，將該優(yōu)化問題等價轉(zhuǎn)化為一個凸優(yōu)化問題，并使用原始對偶內(nèi)點法進行求解，進行 魯棒控制分配：通過調(diào)整控制變量U使得當(dāng)故障參數(shù)變化時最差的條件下的IIBAu-VcJ 最小，求解優(yōu)化問題如式（12)所示：
其中，Uiimin和Uiimax表示u向量中第i個元素Ui的最小值和最大值；根據(jù)步驟3)得到λi的取值范圍的最小值和最大值分別為：-八1,_和4 +Δ/1,; 將優(yōu)化問題式（12)等價轉(zhuǎn)化為式（13)所示的凸優(yōu)化問題：
其中，τ表示當(dāng)Λ變化時IlBAu-V。Il的上界；ΔΛ=diag([ΔλΔλ2, . ..，Δλm])表示故障參數(shù)估計結(jié)果的不確定性；β(ΑΔ/()表示在取值 范圍內(nèi)的所有Λ組成的凸包的頂點組成的集合，其定義如式（14)所示：
使用原始對偶內(nèi)點法求解式（13)所示的優(yōu)化問題，引入Lagrangian函數(shù)L(u,τ,μ)， 將式（13)帶有約束的優(yōu)化問題轉(zhuǎn)化為無約束的優(yōu)化問題，如式（15)所示：
其中，4e6(/lA/i)，/ =U2，,.,，2'H，mb = 2m;y為障礙參數(shù)，當(dāng)μ-O時，Lagrangian函 數(shù)的最優(yōu)值與原優(yōu)化問題最優(yōu)值相等；定義原始變量X= [uT，τ]Τ和約束矢量函數(shù)c(x)如 式（16)所示；
定義對偶變量Zei?m6+2m+1 滿足zTc(X)=μ，根據(jù)Karush-Kuhn-Tucker(KKT)條件，當(dāng)優(yōu) 化問題取得最優(yōu)值時滿足式（17)所示條件：
定義對偶?xì)埐顁dual =VL(u，τ)U，求解優(yōu)化問題式（13)，具體包括以下步驟： 41)計算控制變量u的優(yōu)化迭代初值uQ =Bt (BB1V1Ve,若向量uQ中元素Ucu >ui;max，則 該元素調(diào)整取最大值，即Utu =Uiimax ;若存在元素Utu <Uiimin，則該元素調(diào)整取最小值，即 U0, i - Ui，min ; 42) 調(diào)整向量uQ所有取值為邊界值的元素，若Ucu =uj;max,則調(diào)整為Uj = Uj,min+n(uJ； maxUj，min );若U0 ，j-Uj，min，則U0，j - Uj，min+(1_rL)(Uj，max_Uj，min);叮 的取值范圍為 0.S?0. 98，佶田調(diào)魅后的υ"i+笪
τ的優(yōu)仆佚代初倌加式HS)， 43) 計算障礙參數(shù)μ= 0.IW1C(X)Aie,其中m。= 2m+2m+l表示優(yōu)化變量總數(shù)，取對偶 變量z的初值元素全為1，約束矢量函數(shù)C(X)計算如式（16)所示； 44) 計算搜索方向如式（19)所示：
Δζ=diag(c(x))-1(rc-diag(z) ▽c(x)Δχ) 其中，中心殘差 = _zTc(x) +y1，Hessian矩陣H=▽ 2L(u,τ)Iμ ; 45) 沿步驟44)中方向搜索，初始搜索步長α=minl-Ui/AUi, -τ/Δτ,-ζ」/Δζ」，1} (i= 1，···，m，j= 1，…，m。）；如果不滿足式（17)的約束條件，則按照式（20)所示方式收縮 搜索步長，直至滿足約束： U+=u+PaAu,T+ =τ+PαΔτ，ζ+ =ζ+ΡαΔζ(20) 收縮系數(shù)P的取值范圍為〇. 9?0. 999 ; 46) 使用步驟45)中更新后的控制變量u+，τ+和ζ+計算更新，如果和》;+滿 足norm([i:liiai;i:. ])/(";.+/")<《，ε的取值范圍為〇· 1?〇· 〇〇〇〇1，輸出u+，U+即為魯棒控制 分配器的輸出結(jié)果；否則重復(fù)步驟42)-45)進行迭代，直至滿足步驟46)中條件或超過最 大迭代步數(shù)，最大迭代步數(shù)取值范圍20?200,輸出U+ ; 將U+作為控制分配的輸出值發(fā)送給舵面以控制各個舵面的偏轉(zhuǎn)角度。
【文檔編號】G05D1/10GK104238565SQ201410520229
【公開日】2014年12月24日 申請日期:2014年9月30日 優(yōu)先權(quán)日:2014年9月30日
【發(fā)明者】王乾, 李清, 程農(nóng), 宋靖雁 申請人:清華大學(xué)